115 民航特考三等 適航檢查科別 民用航空器及發動機系統 考古題詳解

核心觀念

本題考查機翼油箱與機身燃油系統中的 surge tank（燃油溢流／膨脹收集箱），以及其內部 surge tank float switch（浮筒開關） 對地面加油作業的安全控制功能。

解題時應掌握兩個重點：

1. Surge tank 的本質是燃油通氣與溢流管理裝置，不是主要儲油箱。
2. Float switch 是高油位偵測與加油保護裝置，主要防止燃油進入通氣管路後排至機外，造成燃油溢漏與火災危害。

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（一）Surge tank 的功能

1. 收集燃油膨脹及過量燃油

航空燃油的體積會隨溫度升高而膨脹。油箱加滿後，若燃油受熱膨脹，增加的體積必須有容納空間，否則會造成油箱內壓力升高或燃油自通氣管路排出。

Surge tank 提供燃油膨脹及少量溢流的暫存空間，使燃油不致立即排至機外。

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2. 防止燃油經通氣管路直接溢出

主油箱通常設有通氣系統，使油箱內壓力與外界壓力維持適當平衡。通氣管路可能因下列情況帶入燃油：

• 加油過滿；
• 飛機姿態變化；
• 轉彎、爬升或下降時燃油晃動；
• 燃油受熱膨脹；
• 飛機側傾或翼尖油箱的燃油移動。

Surge tank 可接收這些進入通氣系統的燃油，避免燃油直接由 vent outlet 排出，降低燃油污染、滑溜、蒸氣及火災危害。

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3. 作為油箱通氣系統的緩衝區

Surge tank 通常與主油箱、通氣管路及外界通氣口相連，具有壓力與流量緩衝作用，使油箱能夠：

• 排出燃油蒸氣；
• 補入外界空氣；
• 因應燃油消耗造成的體積變化；
• 因應燃油膨脹及晃動所產生的瞬間流量。

因此，surge tank 是燃油系統中「儲油、通氣、溢流」三者之間的緩衝介面。

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4. 使收集的燃油能夠回流

在許多飛機設計中，surge tank 收集的燃油可經回流管路返回主油箱。如此可減少燃油損失，並使通氣系統中的燃油不會長時間滯留。

回流方式依飛機型式而異，可能利用：

• 重力回流；
• 壓差回流；
• 噴射泵或吸油效應；
• 專用回流管路。

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5. 降低結構與操作風險

若缺少適當的 surge tank，燃油膨脹或晃動可能導致：

• 油箱內壓力異常；
• 通氣口大量溢油；
• 燃油蒸氣累積；
• 機身或機翼表面燃油污染；
• 地面作業區滑倒與火災危害；
• 燃油量管理與加油終止判斷失常。

因此，surge tank 的主要安全價值，在於使燃油系統維持正常通氣並控制燃油溢流。

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（二）Surge tank float switch 對地面加油勤務工作的功能性與影響性

1. 浮筒開關的基本功能

Surge tank float switch 是安裝於 surge tank 內的油位感測開關。當燃油液面升高至設定位置時，浮筒隨液面上升，帶動開關改變接點狀態，發出高油位訊號。

其基本作用可表示為：

$$\text{燃油液面升高} \rightarrow \text{浮筒上升} \rightarrow \text{開關動作} \rightarrow \text{停止或限制加油}$$

在不同機型中，開關訊號可能傳送至：

• 加油控制面板；
• 加油閥控制電路；
• 加油車或加油設備；
• 駕駛艙警示系統；
• 維修測試或故障顯示系統。

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2. 對地面加油作業的直接功能

地面壓力加油時，燃油先進入油箱。當某一油箱逐漸加滿，燃油液面會上升；若燃油進一步進入該油箱的通氣系統並流向 surge tank，surge tank float switch 會偵測到異常升高的油位。

此時系統可能採取下列控制：

• 關閉該油箱的加油閥；
• 關閉共用加油歧管的控制閥；
• 發出「停止加油」訊號；
• 使加油設備自動跳脫；
• 提供加油人員高油位警示。

所以，浮筒開關的核心功能是作為 防止過度加油的第二道保護。

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3. 防止燃油由通氣口溢出

正常加油時，燃油應停留在油箱可用容量範圍內。若燃油持續注入，液面過高，燃油可能沿通氣管路流入 surge tank，最後由通氣口排至機外。

Float switch 動作後可終止加油，避免：

• 燃油溢出機翼或機身表面；
• 燃油流入機坪；
• 燃油蒸氣累積；
• 靜電或熱源引發火災；
• 地面人員接觸燃油；
• 燃油污染機體結構與設備。

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4. 對加油勤務流程的影響

核心觀念

渦輪扇發動機啟動的本質，是先以外部啟動器帶動高壓壓氣機，使核心壓縮器建立足夠壓力與氣流，再投入燃油與點火，利用燃燒後的渦輪功率使發動機自行加速，最後脫離啟動器。

判斷啟動是否正常，主要觀察：

• 高壓轉子轉速：$N_2$；三軸發動機另觀察$N_3$。
• 排氣溫度：$EGT$、$TGT$或$ITT$。
• 燃油流量與燃燒室點火情形。
• 滑油壓力。
• 啟動器是否按程序脫離。
• 發動機轉速是否持續上升至穩定怠速。

發動機核心轉子的加速，可用下列功率平衡表示：

$$P_{\text{turbine}}+P_{\text{starter}} > P_{\text{compressor}}+P_{\text{accessories}}$$

若左側有效功率不足，轉速便無法正常上升，容易形成假啟動；若燃油投入過多而核心氣流不足，則燃燒溫度會迅速升高，形成熱啟動。

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（一）渦輪扇發動機的啟動程序

1. 啟動前檢查

啟動前應確認：

1. 發動機進氣口、排氣口及周圍區域無異物。
2. 燃油供應正常，燃油關斷閥處於適當位置。
3. 滑油量、滑油溫度及相關壓力符合規定。
4. 發動機控制系統、點火系統與啟動系統正常。
5. 飛機停妥，輪檔、煞車及地面安全措施完成。
6. 防火、滅火及地面作業人員已就位。

2. 啟動器帶動核心轉子

啟動器可由下列裝置提供動力：

• APU氣動啟動器；
• 外接氣源車；
• 電動啟動器；
• 液壓或其他型式啟動系統。

啟動器接合後，先帶動高壓轉子，使$N_2$逐漸上升。現代高涵道比渦輪扇發動機通常先帶動核心的高壓壓氣機，而非直接帶動風扇。這是因為燃燒室位於核心流路，必須先建立核心壓力與氣流。

啟動過程中應確認：

• $N_2$上升方向正確；
• 滑油壓力在規定時間內建立；
• 無異常噪音、振動或漏油；
• 啟動器轉速及扭矩正常。

3. 達到燃油投入轉速

當$N_2$達到製造商規定的最低燃油投入轉速後，開啟燃油控制閥，使適量燃油進入燃燒室。

燃油不可在核心氣流尚未建立前過早投入，因為此時壓縮空氣流量不足，燃油蒸發與混合不良，容易造成：

• 熱啟動；
• 濕啟動；
• 燃燒不穩定；
• 尾管起火。

4. 點火與確認點火成功

燃油投入的同時，點火器產生電弧或火花，使燃燒室內的燃油—空氣混合物點燃。此時駕駛員或控制系統應觀察：

1. $EGT$、$TGT$或$ITT$開始上升；
2. $N_2$不因燃油投入而下降；
3. 燃油流量及壓力正常；
4. 無異常的燃燒震盪或尾管火焰。

溫度上升表示已發生light-off，但不代表啟動已完成。點火後仍須確認轉速能夠持續上升。

5. 啟動器持續助轉及發動機加速

點火後，燃燒產生的高溫燃氣通過高壓渦輪與低壓渦輪，逐漸產生足夠軸功率。此時發動機必須同時克服：

• 壓氣機負荷；
• 風扇與低壓轉子負荷；
• 發電機、液壓泵及其他附件負荷；
• 軸承與齒輪摩擦損失。

在自行維持轉速前，啟動器仍須持續提供扭矩，以避免轉速下降。

6. 達到自持轉速

當渦輪輸出的功率足以驅動壓氣機、附件並使轉子繼續運轉時，發動機達到self-sustaining speed。此後即使啟動器停止供力，發動機仍能自行加速。

此時應確認：

• $N_2$或$N_3$持續上升；
• $EGT$未超過啟動限制；
• 滑油壓力正常；
• 燃油流量與轉速變化相符；
• 發動機無失速、喘振或異常振動。

7. 啟動器脫離

當發動機達到規定脫離轉速後，啟動器自動或人工脫離。啟動器脫離後，應確認啟動器指示回到正常狀態，避免啟動器超速或被發動機反拖。

8. 穩定於怠速

發動機加速至地面怠速轉速後，燃油控制系統將燃油流量調整至穩定值。最後確認：

• 轉速穩定；
• 溫度低於怠速限制；
• 滑油壓力及溫度正常；
• 發電機、液壓系統及其他附件正常；
• 無異常振動、噪音、漏油或警告訊息。

若未在規定時間內點火，或點火後轉速與溫度異常，應依程序切斷燃油，維持啟動器轉動至規定時間，以排除燃燒室內殘餘燃油，再停止啟動。

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（二）熱啟動（Hot Start）

1. 現象

熱啟動是指發動機啟動時，燃燒已建立，但$EGT$、$TGT$或$ITT$快速上升，超過發動機規定的啟動溫度限制，或有超溫趨勢。

典型現象包括：

1. 燃油投入後，排氣溫度快速上升。
2. 溫度上升速度過快，超過正常啟動曲線。
3. $N_2$或$N_3$轉速上升不足，無法形成相應的核心氣流。
4. 溫度可能在達到自持轉速前即超過限制。
5. 若未立即中止，可能造成燃燒室、渦輪導向葉片、渦輪葉片或其他熱端組件受損。

熱啟動的核心判斷是：

$$T_{\text{exhaust}} \uparrow\uparrow \quad\text{且}\quad N_2\ \text{或}\ N_3\ \text{不足}$$

2. 原因

（1）啟動轉速過低

啟動器提供的扭矩不足，或氣源壓力、電池電壓不足，使核心轉子轉速過低。此時壓氣機供給燃燒室的空氣量不足，但燃油仍依正常流量投入，造成燃油—空氣比過高，燃燒溫度迅速升高。

常見原因包括：

• APU輸出氣壓不足；
• 外接氣源壓力不足；
• 電池電力不足；
• 啟動器磨損；
• 啟動器管路洩漏；
• 寒冷環境造成啟動器性能降低。

（2）燃油投入過多

核心觀念

本題考查大型民航機的偏航阻尼器（Yaw Damper）如何利用偏航角速度回饋，抑制飛機的荷蘭滾（Dutch roll），並改善航向穩定性、乘坐品質及操縱負荷。

Yaw Damper 的核心不是控制飛機飛向某一固定航向，而是：

1. 偵測飛機的偏航角速度；
2. 判斷飛機是否正在產生左右擺動；
3. 自動操作方向舵，產生反向偏航力矩；
4. 使偏航振盪快速衰減。

其基本控制概念可表示為：

$$\delta_r=-K_r r$$

其中：

• $\delta_r$：方向舵偏角；
• $r$：偏航角速度；
• $K_r$：偏航角速度回饋增益；
• 負號表示方向舵輸入必須抵銷原有偏航運動。

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（一）Yaw Damper 系統的功能

1. 抑制荷蘭滾

大型民航機通常具有較大的展弦比機翼及較明顯的方向穩定性。當飛機受到亂流、側風或操縱輸入影響時，可能產生偏航與滾轉相互耦合的振盪，此種振盪稱為荷蘭滾。

Yaw Damper 偵測偏航角速度後，立即使方向舵向反向偏轉，產生抵銷偏航的力矩，增加飛機的有效偏航阻尼，使荷蘭滾振盪快速衰減。

若飛機向右偏航，方向舵便產生向左的修正偏航力矩；若飛機向左偏航，則產生向右的修正力矩。

2. 增加航向及方向穩定性

Yaw Damper 透過偏航角速度回饋，使飛機不易持續左右擺動，改善飛機的動態方向穩定性。

必須注意，Yaw Damper 主要增加的是「動態穩定性」及「偏航阻尼」，並非改變飛機的固定方向穩定性。飛機的垂直尾翼、方向舵及機身氣動外形，仍然是提供靜態方向穩定性的主要來源。

3. 改善轉彎協調

在滾轉進入或退出轉彎時，飛機可能因副翼操作、機翼升力差異及氣動耦合而產生不希望的偏航。Yaw Damper 可透過自動方向舵輸入，減少側滑，使飛機維持較協調的轉彎狀態。

對部分飛機而言，轉彎協調功能由偏航阻尼器、飛行控制電腦或側滑訊號共同完成；其具體功能取決於飛機型式與飛行控制系統架構。

4. 減少側滑及乘坐不適

偏航振盪會造成機身左右擺動、側滑及乘客感受到的橫向不適。Yaw Damper 可降低此類運動，使飛行姿態較平順，改善乘客舒適度。

5. 降低結構及操縱負荷

偏航振盪會使垂直尾翼、方向舵、機身後段及相關操縱機構承受反覆交變負荷。Yaw Damper 可降低偏航振盪幅度，減少結構疲勞及方向舵操縱系統的負荷。

6. 協助處理不對稱推力及擾動

在單發動機失效、發動機推力不一致、側風或亂流造成偏航時，Yaw Damper 可自動提供部分快速修正作用。

但必須區分：

• Yaw Damper 是高速、小幅度的自動偏航修正系統；
• 發動機失效後的主要方向控制，仍須由飛行員使用方向舵、方向舵配平及相關飛行控制系統完成；
• Yaw Damper 不等於自動駕駛，也不能取代飛行員的方向舵操縱。

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（二）以大型民航機雙通道偏航阻尼器架構為例

以下以 Boeing 737 類大型運輸機常見的雙通道 Yaw Damper 架構作為說明。不同改型的感測器數量、電腦名稱及液壓配置可能不同，但其控制原理相同。

1. 系統主要組成

Yaw Damper 系統通常包括：

1. 偏航角速度感測器或偏航率陀螺；
2. 偏航阻尼器電腦或飛行控制電腦；
3. Yaw Damper 操作開關及通道選擇邏輯；
4. 偏航阻尼器伺服作動器；
5. 方向舵主作動器及相關液壓系統；
6. 故障監控、通道切換及警告系統。

其信號流程可概括為：

$$\text{Yaw rate sensor} \rightarrow \text{Yaw damper computer} \rightarrow \text{Yaw damper actuator} \rightarrow \text{Rudder} \rightarrow \text{Aircraft yaw response}$$

2. 偏航角速度的量測

偏航角速度以 $r$ 表示，代表飛機繞垂直軸旋轉的速率。

偏航率陀螺不主要量測飛機目前指向哪一個航向，而是量測飛機正在以多快的速度向左或向右旋轉。因此，Yaw Damper 的主要回饋量是：

$$r=\frac{d\psi}{dt}$$

其中：

• $\psi$：飛機航向角；
• $r$：偏航角速度。

這也是 Yaw Damper 與航向保持系統的主要差異。Yaw Damper 著重於「抑制偏航運動」，不是單純維持某一固定航向角。

3. 電腦產生修正命令

偏航阻尼器電腦接收偏航率陀螺的信號，依照控制律產生方向舵命令：

$$\delta_{r,\mathrm{YD}}=-K_r r$$

當偏航角速度增大時，方向舵修正命令也隨之增大；當偏航角速度接近零時，Yaw Damper 命令逐漸減小。

此種控制方式稱為偏航率回饋控制（yaw-rate feedback control）。

部分飛機的控制律還會加入側滑角、滾轉角速度、轉彎協調或發動機不對稱推力等訊號，其概念可表示為：

$$\delta_{r,\mathrm{cmd}} = -K_r r -K_\beta \beta +\delta_{r,\mathrm{coord}} +\delta_{r,\mathrm{other}}$$

其中：

• $\beta$：側滑角；
• $\delta_{r,\mathrm{coord}}$：轉彎協調所需的方向舵命令；
• $\delta_{r,\mathrm{other}}$：其他飛行控制或補償命令。

不過，基本 Yaw Damper 的核心仍是偏航角速度回饋。

4. 方向舵作動

核心觀念

本題考查渦輪扇發動機燃油系統的完整流程，重點不是只列出元件名稱，而是要依燃油流向說明各元件的功能：

1. 將機身燃油安全、持續地送入發動機。
2. 提高燃油壓力，使燃油能在各種轉速及負荷下供應。
3. 過濾污染物並控制燃油溫度。
4. 依發動機推力需求精確計量燃油流量。
5. 在停車、點火及正常運轉時控制燃油通斷。
6. 將燃油分配至各燃油噴嘴並霧化，使其與壓氣機空氣充分混合後燃燒。

以下以 CFM56-7B 類型高涵道比渦輪扇發動機的典型燃油系統為例說明。不同型號在元件整合方式及排列位置上略有差異，但基本功能與燃油流向相同。

燃油主流可表示為：

$$\text{Engine Feed Line} \rightarrow \text{Fuel Pump} \rightarrow \text{Fuel-Oil Heat Exchanger} \rightarrow \text{Fuel Filter} \rightarrow \text{Fuel Metering Unit} \rightarrow \text{Pressurizing and Shutoff Valve} \rightarrow \text{Flow Divider} \rightarrow \text{Fuel Manifold} \rightarrow \text{Fuel Nozzle} \rightarrow \text{Combustion Chamber}$$

解題方法

採用「沿燃油流向逐一說明」的方法作答。每一個元件至少交代三項內容：

• 元件名稱；
• 燃油流經該元件時發生的作用；
• 該作用對發動機運轉所具有的意義。

答題時應把「供油、增壓、濾清、熱管理、計量、切斷、分流、霧化、燃燒」九個功能串成一條完整流程。

各元件名稱及功能

一、發動機供油管（Engine Feed Line）

燃油由機身燃油箱經由飛機燃油管路及相關增壓泵送至發動機供油管。Engine Feed Line 是機身燃油系統與發動機燃油系統的接口，負責將具有一定壓力的燃油導入發動機燃油泵入口。

其主要功能為：

• 將燃油輸送至發動機；
• 維持燃油泵入口所需的供油壓力；
• 配合上游低壓燃油泵，避免燃油泵入口產生汽化及氣穴現象。

此段燃油尚未依推力需求完成精確計量，主要任務是穩定供應發動機燃油泵。

二、發動機驅動燃油泵（Engine-Driven Fuel Pump）

發動機驅動燃油泵通常由附件齒輪箱帶動，常包含低壓泵及高壓泵兩部分。

1. 低壓泵

低壓泵接受由機身供油管送入的燃油，提升燃油壓力並建立穩定流量，供應後續熱交換器、濾清器及高壓泵。

2. 高壓泵

高壓泵進一步提高燃油壓力，使燃油具備：

• 通過燃油控制元件所需的壓差；
• 通過燃油噴嘴的霧化壓差；
• 在高空、低溫及高發動機轉速下仍能穩定供油的能力。

燃油噴嘴的流量大致受到壓差及噴嘴流通面積控制，可用下式表示其基本關係：

$$\dot{m}_f \propto A\sqrt{\Delta P_f}$$

其中 $\dot{m}_f$ 為燃油質量流率，$A$ 為燃油通道有效面積，$\Delta P_f$ 為燃油噴嘴前後壓差。因此，燃油泵必須提供足夠且穩定的燃油壓力。

三、燃油—滑油熱交換器（Fuel-Oil Heat Exchanger, FOHE）

燃油—滑油熱交換器利用高溫滑油加熱燃油，同時冷卻滑油。

其功能包括：

• 提高燃油溫度，防止燃油中的水分結冰；
• 避免冰晶堵塞燃油濾清器、控制閥及燃油噴嘴；
• 降低滑油溫度，協助附件齒輪箱及軸承系統散熱；
• 改善燃油在低溫環境下的流動性。

因此，燃油不只是發動機的能量來源，也是滑油系統的冷卻介質之一。

四、燃油濾清器（Fuel Filter）

燃油濾清器去除燃油中的固體污染物、金屬微粒及其他雜質，避免污染物進入燃油控制器及燃油噴嘴。

其功能為：

• 保護燃油計量閥及伺服控制元件；
• 防止噴嘴細小孔道堵塞；
• 確保各燃油噴嘴流量分布均勻。

燃油濾清器通常設有壓差指示器及旁通閥。當濾芯阻塞導致進出口壓差過大時，旁通閥可使燃油維持流動，以避免發動機因燃油完全中斷而熄火；但旁通狀態會降低過濾效果，屬於異常或維修警示狀態。

五、燃油計量單元（Fuel Metering Unit, FMU）或液壓機械式燃油控制器（Hydromechanical Unit, HMU）

此單元是燃油系統的核心控制元件，依飛行員推力指令及發動機運轉狀態，決定送往燃燒室的燃油流量。

控制依據通常包括：

• 高壓壓氣機轉速 $N_2$；
• 壓氣機出口壓力 $P_3$；
• 壓氣機入口溫度及壓力；
• 油門桿角度；
• 發動機加速、減速及超速限制；
• 燃燒室壓力及發動機控制需求。

其主要元件及功能如下。

1. 燃油計量閥（Fuel Metering Valve）

燃油計量閥改變有效流通面積，控制進入燃油歧管的燃油流量。基本概念可表示為：

$$\dot{m}_f=f(N_2,P_3,T_2,\text{Thrust Command})$$

在油門增加時，計量閥逐步增加燃油流量；在油門減少時，計量閥降低燃油流量。控制系統必須限制燃油增加速率，避免燃油增加過快造成壓氣機失速、燃燒室過熱或渦輪超溫。

2. 壓力調節及旁通機構

燃油泵的輸出流量會隨發動機轉速增加而增加，但燃燒室實際需要的燃油量不一定同步增加。因此，燃油控制單元會利用壓力調節閥及旁通閥調整系統壓力，將過剩燃油導回泵入口或燃油泵低壓側。

其作用為：